Есть такая сугубо теоретическая задача для оценки SRB.
Берем Saturn-V и выкидываем 1 ступень. Заменяем ее четырьмя (4 !!) SRB
Пренебрегаем тем, что остаток Сатурна развалится. Скажем, это ГММ.
итак, известные условия.
Упрощенно.
SRB
Масса топлива 500 тонн
Масса конструкции 80 тонн
Время работы 123 сек.
Saturn S-IC
Масса всего, что выше 1 ступени - 630 тонн
Время работы 1 ст. - 165 сек.
Грав потери 1220 м/с
Скорость в момент отделения 1 ступени - 2.34 км/с
Могут ли 4 SRB заменить по скорости заменить S-V
Возможны две схемы:
1. Одноступ. Все 4 SRB работают одновременно.
2. Двухступ. Со старта работают три, отделяются , дальше работает один.
По моим прикидкам, по ф-ле Циолковского, не дотягивают 4 SRB по скорости.
Если ХС с 4 SRB будет 2.37км/с * лог(2950/950) (массы -- указанные) = 2685 м/с, то, видимо, до требуемых 2340 м/с допустимо потерять на гравитацию всего 345 м/с -- 35 с действия "же".
Вряд ли это получится, хоть с каким управлением - оно будет значительно дольше подниматься.
Вывод -- никак, должно существенно не хватить.
Цитата: Serge V Iz от 16.05.2023 18:59:04гравитацию всего 345 м/с
По моим прикидкам по ф-ле Воронцова, простой и эмпирической, гравпотери по 1 варианту 84о м/с
Дмитрий дал такую эмпирическую приблизительную формулу для грав потерь первой ступени
Vg=0.671*(1-MUK)*УИз/n, где MUK - относительная конечная масса 1-й ступени (отношение конечной массы РН к ее стартовой массе), УИз - удельный импульс у Земли, м/с. n - начальная тяговооруженность РН.
Технически красивее и разумнее сделать аналог двигателя F1. Имхо.
Цитата: Штуцер от 17.05.2023 18:48:46Дмитрий дал такую эмпирическую приблизительную формулу для грав потерь первой ступени
Vg=0.671*(1-MUK)*УИз/n, где MUK - относительная конечная масса 1-й ступени (отношение конечной массы РН к ее стартовой массе), УИз - удельный импульс у Земли, м/с. n - начальная тяговооруженность РН.
Волшебная цифра (числовой коэффициент) не особо-то и отличается у разных космических ракет - они по примерно одинаково строящейся кривой летят. Так что эта эмпирическая оценка должна быть не грубее округлённых исходных данных.
Цитата: Feol от 17.05.2023 19:48:58Технически красивее и разумнее сделать аналог двигателя F1. Имхо.
А по ценам? ))
Цитата: Serge V Iz от 17.05.2023 20:18:12Цитата: Штуцер от 17.05.2023 18:48:46Дмитрий дал такую эмпирическую приблизительную формулу для грав потерь первой ступени
Vg=0.671*(1-MUK)*УИз/n, где M
UK - относительная конечная масса 1-й ступени (отношение конечной массы РН к ее стартовой массе), УИз - удельный импульс у Земли, м/с. n - начальная тяговооруженность РН.
Волшебная цифра (числовой коэффициент) не особо-то и отличается у разных космических ракет - они по примерно одинаково строящейся кривой летят. Так что эта эмпирическая оценка должна быть не грубее округлённых исходных данных.
Кроме траектории, решающее значение имеет скороподьемность или перегрузка, что определяется тяговооруженностью.
Цитата: Штуцер от 17.05.2023 20:49:23...
Кроме траектории, решающее значение имеет скороподьемность или перегрузка, что определяется тяговооруженностью.
Так скороподъемность там буквами учтена, то есть, точно. Я про магический коэффициент, который из интеграла косинуса угла между действующим же и тягой двигателя по траектории.
Он, хоть и зависит от конкретного закона управления тангажом, но у космических ракет почти один и тот же, т.к. оптимальные траектории примерно похожи у всех.
Цитата: Serge V Iz от 18.05.2023 10:23:36Он, хоть и зависит от конкретного закона управления тангажом, но у космических ракет почти один и тот же,
С этим-то кто спорит. Конечно.
http://www.astronautix.com/s/saturnint-18.html
http://www.astronautix.com/s/saturnv-d.html
Там титановские ускорители. А мы гипотетически лепим SRB.
Но уже понятно, что при практически равных запасах топлива у 4х SRB и 1 ст Сатурна, ТТТУ не потянут из за меньшего УИ и большей сухой массы.
А если поставить вместо ТТУ SRB, ТТУ SLS, те же 4 штуки?
Разгонят ли они 630 тонн (Сатурн без 1 Ступени) до тех же 2340м/с ?
Цитата: Штуцер от 18.05.2023 10:57:02Там титановские ускорители. А мы гипотетически лепим SRB.
Но уже понятно, что при практически равных запасах топлива у 4х SRB и 1 ст Сатурна, ТТТУ не потянут из за меньшего УИ и большей сухой массы.
А если поставить вместо ТТУ SRB, ТТУ SLS, те же 4 штуки?
Разгонят ли они 630 тонн (Сатурн без 1 Ступени) до тех же 2340м/с ?
Во втором, кстати, случае, рассматривались и ускорители AJ-260X от Аэроджет - самый крупные в истории РДТТ, которые проектировались для одного из вариантов Новы и в качестве резерва на случай неудачи с Ф-1.
А зачем это? Проектируется новый супертяж для России?
Цитата: pkl от 18.05.2023 16:36:28А зачем это? Проектируется новый супертяж для России?
Да нет. Я в лего не играю. )))
Просто сравнение эффективности 1 ст Сатурна и 4 ТТУ. От SLS, допустим.
Так неужели не очевидно, что керосиновая 1 ст. эффективнее твердотопливной? При выборе РДТТ в ракетах-носителях руководствуются доводами, далёкими от сравнения эффективности.
Так смотря что понимать под эффективностью. Я понимаю в данном случае, достижение скорости 2340м/с четырьмя ТТУ.
При сравнимой или меньшей стоимости.
Вот это страница по ТТУ SLS ?
5.jpg
Тут нет массы и конструкции и массы топлива.
Цитата: Штуцер от 19.05.2023 08:19:00Вот это страница по ТТУ SLS ?
[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=33099;type=preview;file"]5.jpg[/url]
Тут нет массы и конструкции и массы топлива.
Всё есть в табличке справа в фунтах (0,4536 кг)
А насколько сегментная конструкция способна воспринимать изгибающие усилия при управлении для следования оптимальной траектории, которые берут на себя наддутые баки при схеме SLS?
Цитата: sychbird от 19.05.2023 11:00:38А насколько сегментная конструкция способна воспринимать изгибающие усилия при управлении для следования оптимальной траектории, которые берут на себя наддутые баки при схеме SLS?
На несколько порядков лучше. там же 12мм сталь под давлением! ))
Все эти боковые и осевые нагружения пренебрежимо малы по сравнению с допусками на нагрузку от внутреннего давления.
Цитата: Дмитрий В. от 19.05.2023 10:03:07Всё есть в табличке справа в фунтах (0,4536 кг)
Затупил... ))) Принял за параметры сопла.
Перевел табличку в Килограммы.
весовая сводка.png
Цитата: Штуцер от 18.05.2023 18:28:46Так смотря что понимать под эффективностью. Я понимаю в данном случае, достижение скорости 2340м/с четырьмя ТТУ.
При сравнимой или меньшей стоимости.
Я под этим понимаю расход топлива, необходимого для достижения одинаковой скорости с той же массой ПН.
Мне тоже нравятся твердотопливные первые ступени, а в свете текущих событий я предлагаю ВООБЩЕ отказаться от проектирования РН с ЖРД семейства РД-170 на первой ступени в пользу РН с твердотопливными СТУ. ::)
Очень дорого каждый комплект будет стоить. Возможно только для задач, где себестоимость пуска не на первом месте. Либо очень небольшое количество пусков (недостаточно, чтобы окупить разработку ЖРД), либо военные или просто некоммерческие проекты.
Цитата: pkl от 19.05.2023 23:57:07Я под этим понимаю расход топлива, необходимого для достижения одинаковой скорости с той же массой ПН.
Это эффективность физическая.
Проект нейросети Stable Diffusion по запросу "Saturn-5 space missile":
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/344007.jpg) (https://imgbb.com/)
:) :) :)
(с правым ускорителем ракеты на дальнем плане происходит явно что-то аварийное :) )
Цитата: Feol от 20.05.2023 02:13:27Очень дорого каждый комплект будет стоить. Возможно только для задач, где себестоимость пуска не на первом месте. Либо очень небольшое количество пусков (недостаточно, чтобы окупить разработку ЖРД), либо военные или просто некоммерческие проекты.
Разумеется. Я держу в голове необходимость развивать отечественное производство РДТТ, они стране нужны позарез. А пуски так и так будут редкими. Просто за неимением достаточного количества полезных нагрузок.
В принципе, ЖРД семейства РД-171 можно не резать, а использовать на верхних ступенях, где важен удельный импульс. А что если так: 1 ступень - РДТТ, 2-я - РД-191 с высотным соплом. Что-то типа Ангары с твердотопливными ускорителями от Тополя вместо УРМов. М?
Stable Diffusion по запросу "Saturn-5 space missile next generation":
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/344008.jpg) (https://imgbb.com/)
В общем, И. Маск скоро будет не нужен ;) ;) ;)
Цитата: Штуцер от 19.05.2023 11:53:33[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=33138;type=preview;file"]весовая сводка.png[/url]
Правильно ли я понимаю, что для пятисекционного ускорителя, приблизительно:
- общая масса 733100 кг
- масса пустого 83100 кг
- масса топлива 650000 кг
?